RU2746479C1 - Консоль крыла для летательного аппарата - Google Patents

Консоль крыла для летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2746479C1
RU2746479C1 RU2019138316A RU2019138316A RU2746479C1 RU 2746479 C1 RU2746479 C1 RU 2746479C1 RU 2019138316 A RU2019138316 A RU 2019138316A RU 2019138316 A RU2019138316 A RU 2019138316A RU 2746479 C1 RU2746479 C1 RU 2746479C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
slat
guide
roller
wing console
attached
Prior art date
Application number
RU2019138316A
Other languages
English (en)
Inventor
Бернхард ШЛИПФ
Флориан ЛОРЕНЦ
Штефан БЕНСМАНН
Дастин ШАПИ
Original Assignee
Эйрбас Оперейшнз Гмбх
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эйрбас Оперейшнз Гмбх filed Critical Эйрбас Оперейшнз Гмбх
Application granted granted Critical
Publication of RU2746479C1 publication Critical patent/RU2746479C1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
    • B64C9/24—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing by single flap
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/26—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant
    • B64C13/28—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/26—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant
    • B64C13/28—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical
    • B64C13/32—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical using cam mechanisms
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Blinds (AREA)
  • Operating, Guiding And Securing Of Roll- Type Closing Members (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Консоль (3) крыла для летательного аппарата (1) содержит основную часть (5) консоли крыла, предкрылок (7) и соединительный узел (9), соединяющий с возможностью перемещения предкрылок (7) с основной частью (5) консоли крыла. Соединительный узел (9) содержит удлиненное направляющее устройство (17) предкрылка. Передний конец (21) направляющего устройства (17) предкрылка прикреплен к предкрылку (7). Задний конец (23) и промежуточная часть (25) направляющего устройства (17) предкрылка прикреплены к основной части (5) консоли крыла посредством роликового подшипника (27), содержащего направляющую (29), прикрепленную к основной части (5) консоли крыла, и первый роликовый блок (31), прикрепленный к заднему концу (23) направляющего устройства (17) предкрылка и входящий в зацепление с направляющей (29). Роликовый подшипник (27) содержит второй роликовый блок (33), прикрепленный к основной части (5) консоли крыла и входящий в зацепление с поверхностью (35) контактного взаимодействия на промежуточной части (25) направляющего устройства (17) предкрылка. Направляющее устройство (17) предкрылка имеет профиль (37), содержит верхнюю фланцевую часть (39), нижнюю фланцевую часть (41) и перемычечную часть (43), соединяющую верхнюю и нижнюю фланцевые части (39, 41). Второй роликовый блок (33) расположен в углублении (45) между верхней и нижней фланцевыми частями (39, 41) и входит в зацепление с поверхностью (35) контактного взаимодействия, предусмотренной на верхней фланцевой части (39) и/или на нижней фланцевой части (41). Летательный аппарат содержит консоль (3) крыла, которая содержит направляющее устройство (17) предкрылка. Группа изобретений направлена на создание простой и легкой конструкции консоли крыла. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 9 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к консоли крыла для летательного аппарата, содержащей основную часть консоли крыла, предкрылок и соединительный узел, соединяющий с возможностью перемещения предкрылок с основной частью консоли крыла таким образом, что предкрылок может перемещаться между убранным положением и по меньшей мере одним выпущенным положением. Дополнительные аспекты изобретения относятся к летательному аппарату, содержащему такую консоль крыла, и к соединительному узлу, применяемому в такой консоли крыла.
Соединительный узел содержит удлиненное направляющее устройство предкрылка, которое проходит вдоль продольной оси направляющего устройства между передним концом и задним концом и имеет промежуточную часть между передним и задним концами. Передний конец направляющего устройства предкрылка предпочтительно жестко прикреплен к предкрылку, например, посредством двух сферических подшипников, которые оба расположены со смещением в плоскости профиля консоли крыла поперек направления размаха крыла. Задний конец и промежуточная часть направляющего устройства предкрылка прикреплены с возможностью перемещения к основной части консоли крыла посредством роликового подшипника таким образом, что направляющее устройство предкрылка выполнено с возможностью перемещения вдоль продольной оси направляющего устройства, т.е. по заданной траектории, предпочтительно по круговой траектории.
Роликовый подшипник содержит направляющую, жестко прикрепленную к основной части консоли крыла, и первый роликовый блок, прикрепленный к заднему концу направляющего устройства предкрылка и входящий в зацепление с направляющей. Предпочтительно направляющая имеет, например, с–образную форму, вследствие чего ее поверхности находятся напротив периферийной поверхности первого роликового блока, причем расстояние между верхней поверхностью и нижней поверхностью направляющей больше диаметра первого роликового блока, вследствие чего первый роликовый блок может в одно и то же время входить в зацепление либо с верхней поверхностью, либо с нижней поверхностью направляющей. То есть расстояние между верхней и нижней поверхностями направляющей выбирается таким образом, чтобы между первым роликовым блоком и верхней поверхностью или нижней поверхностью направляющей был предусмотрен зазор, чтобы первый роликовый блок не мог войти в зацепление в одно и то же время с верхней и нижней поверхностями направляющей и тем самым заблокировать первый роликовый блок. Кроме того, предпочтительно первый роликовый блок имеет первую ось вращения, проходящую параллельно направлению размаха крыла к передней кромке основной части консоли крыла или к передней кромке предкрылка.
Роликовый подшипник содержит второй роликовый блок, который жестко прикреплен к основной части консоли крыла и который входит в зацепление с поверхностью контактного взаимодействия, предусмотренной на промежуточной части направляющего устройства предкрылка. Предпочтительно второй роликовый блок имеет вторую ось вращения, проходящую параллельно направлению размаха крыла к передней кромке основной части консоли крыла или к передней кромке предкрылка.
Такие консоли крыла известны из уровня техники, например, из документа GB 404149, где соединительный узел содержит второй роликовый блок, состоящий из двух роликовых элементов, входящих в зацепление с направляющим устройством предкрылка на противоположных верхней и нижней поверхностях. Однако в данной области техники существует постоянная потребность в уменьшении размера, веса и сложности соединительного узла и, следовательно, всей консоли крыла.
Следовательно, цель настоящего изобретения заключается в предоставлении по возможности простой, легкой и экономичной конструкции консоли крыла.
Эта цель достигается тем, что направляющее устройство предкрылка имеет профиль, т. е. поперечное сечение поперек продольной оси, содержащий верхнюю фланцевую часть, нижнюю фланцевую часть и по меньшей мере одну перемычечную часть, соединяющую верхнюю и нижнюю фланцевые части. Такой профиль может представлять собой, например, C–образный профиль, двойной C–образный профиль, I–образный профиль, H–образный профиль или П–образный профиль. Второй роликовый блок расположен в выемке между верхней и нижней фланцевыми частями и входит в зацепление с поверхностью контактного взаимодействия, предусмотренной на верхней фланцевой части и/или на нижней фланцевой части, предпочтительно либо на верхней фланцевой части, либо на нижней фланцевой части, либо на обеих фланцевых частях последовательно. Таким образом, второй роликовый блок не занимает пространство выше и ниже направляющего устройства предкрылка, и направляющее устройство предкрылка может удерживаться с помощью только одного роликового элемента. Это упрощает соединительный узел, экономит пространство и вес, и, следовательно, увеличивает эффективность консоли крыла. Кроме того, соединительный узел может быть выполнен таким образом, чтобы он был расположен полностью перед передним лонжероном соответствующей консоли крыла и не проходил через передний лонжерон.
Согласно предпочтительному варианту осуществления направляющее устройство предкрылка имеет такой профиль, в частности I–образный или двойной С–образный профиль, что между верхней и нижней фланцевыми частями на первой стороне перемычечной части образовано первое углубление, и между верхней и нижней фланцевыми частями на второй стороне перемычечной части, противоположной первой стороне, образовано второе углубление. Таким образом, два роликовых элемента могут быть размещены в обоих углублениях.
В частности, предпочтительно, чтобы второй роликовый блок содержал первый роликовый элемент и второй роликовый элемент. Первый роликовый элемент расположен в первом углублении, и второй роликовый элемент расположен во втором углублении. Первый и второй роликовые элементы расположены соосно, т.е. оба вращаются вокруг второй оси вращения, и имеют одинаковый радиус. Благодаря первому и второму роликовым элементам могут поглощаться более высокие нагрузки, и обеспечивается симметричное расположение или расположение с двумя отдельными путями передачи нагрузки.
Кроме того, предпочтительно, чтобы перемычечная часть направляющего устройства предкрылка содержала прорезь, проходящую от первой стороны ко второй стороне перемычечной части и вытянутую вдоль продольной оси направляющего устройства. Предпочтительно прорезь проходит вдоль продольной оси направляющего устройства по меньшей мере до расстояния, на которое предкрылок перемещается между убранным и полностью выпущенным положением. Первый роликовый элемент и второй роликовый элемент закреплены на одном общем валу для общего вращения. Общий вал проходит через прорезь от первой стороны ко второй стороне перемычечной части. Предпочтительно противоположные концы общего вала поддерживаются в основной части консоли крыла. Благодаря использованию одного общего вала для поддержки первого и второго роликовых элементов изгибающие нагрузки, вносимые в основную конструкцию консоли крыла, сводятся к минимуму.
Согласно альтернативному варианту осуществления первый роликовый элемент закреплен на первом валу, и второй роликовый элемент закреплен на втором валу, отдельном от первого вала. Предпочтительно первый и второй валы независимо поддерживаются в основной части консоли крыла. Благодаря использованию отдельных валов для поддержки первого и второго роликовых элементов не требуется прорезь через направляющее устройство предкрылка.
Согласно предпочтительному варианту осуществления первый роликовый блок содержит один третий роликовый элемент, предпочтительно прикрепленный к направляющему устройству предкрылка задним концом направляющего устройства предкрылка в форме ярма, который удерживает третий роликовый элемент с противоположных сторон. Использование только одного третьего роликового элемента представляет очень простую конструкцию.
В альтернативном варианте осуществления первый роликовый блок содержит третий роликовый элемент и четвертый роликовый элемент. Третий и четвертый роликовые элементы расположены соосно, т. е. оба вращаются вокруг первой оси вращения, и имеют одинаковый радиус. Предпочтительно третий роликовый элемент расположен на первой стороне, и четвертый роликовый элемент расположен на второй стороне перемычечной части. Таким образом обеспечивается резервный роликовый элемент.
Согласно предпочтительному варианту осуществления направляющее устройство предкрылка содержит первую часть направляющего устройства и вторую часть направляющего устройства, которые выполнены отдельными друг от друга. Каждая из первой и второй частей направляющего устройства выполнена как одно целое и проходит вдоль продольной оси направляющего устройства от заднего конца до переднего конца. Первая и вторая части направляющего устройства прикреплены друг к другу, например болтами, и прижимаются друг к другу вдоль плоскости контакта, охватываемой продольной осью направляющего устройства и направлением толщины консоли крыла, которая может представлять собой плоскость вертикальной симметрии, предпочтительно вдоль всей протяженности продольной оси. Под первой и второй частью направляющего устройства введены два отдельных пути передачи нагрузки, которые могут быть конструктивно выполнены как дублирующие пути передачи нагрузки, вследствие чего, когда один путь передачи нагрузки выходит из строя, другой путь передачи нагрузки по–прежнему способен нести возникающие аэродинамические нагрузки, прикладываемые через предкрылок.
В частности, предпочтительно, чтобы третий роликовый элемент был прикреплен как к первой части направляющего устройства, так и ко второй части направляющего устройства. Таким образом, в случае выхода из строя одной из частей направляющего устройства – первой или второй – третий роликовый элемент по–прежнему будет в достаточной степени поддерживаться другой частью направляющего устройства – первой или второй, вследствие чего эта часть направляющего устройства будет по–прежнему направляться третьим роликовым элементом.
В качестве альтернативы предпочтительно, чтобы третий роликовый элемент был прикреплен к первой части направляющего устройства, и четвертый роликовый элемент был прикреплен ко второй части направляющего устройства. Таким образом, в случае выхода из строя одной из частей направляющего устройства – первой или второй – другая часть направляющего устройства – первая или вторая – будет по–прежнему направляться одним соответствующим роликом – третьим или четвертым.
Согласно предпочтительному варианту осуществления, расстояние между верхней фланцевой частью и нижней фланцевой частью направляющего устройства предкрылка больше диаметра второго роликового блока, вследствие чего между вторым роликовым блоком и поверхностью контактного взаимодействия на верхней фланцевой части, либо между вторым роликовым блоком и поверхностью контактного взаимодействия на нижней фланцевой части обеспечивается зазор. В частности, зазор меньше, предпочтительно сводится до минимума, в закрытых местах вдоль направляющего устройства предкрылка, где расположен второй роликовый блок, когда предкрылок находится в убранном положении и/или в полностью выпущенном положении и/или в определенном частично выпущенном положении, например положении при взлете. В то же время зазор больше в областях между закрытыми местами. Такие закрытые места с минимальным зазором упрощают управление перемещением предкрылка между убранным и выпущенным положениями.
Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления роликовый подшипник содержит третий роликовый блок, прикрепленный к основной части консоли крыла и входящий в зацепление с верхней поверхностью верхней фланцевой части направляющего устройства предкрылка. Предпочтительно третий роликовый блок содержит один общий роликовый элемент, входящий в зацепление как с первой, так и со второй частями направляющего устройства. Кроме того, предпочтительно третий роликовый элемент вращается вокруг третьей оси вращения параллельно направлению размаха крыла. Кроме того, предпочтительно, чтобы третий роликовый блок располагался вблизи передней кромки основной части консоли крыла и мог быть расположен внутри основной части консоли крыла, частично снаружи основной части консоли крыла или полностью снаружи основной части консоли крыла относительно линии профиля внешней обшивки основной части консоли крыла. Благодаря такому третьему роликовому блоку достигается дополнительная поддержка предкрылка от аэродинамических нагрузок.
Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления соединительный узел представляет собой первый соединительный узел. Консоль крыла содержит второй соединительный узел, соединяющий предкрылок с основной частью консоли крыла в месте, отстоящем от первого соединительного узла в направлении размаха крыла. Второй соединительный узел выполнен как первый соединительный узел, т. е. имеет те же характеристики, что и первый соединительный узел. В качестве альтернативы второй соединительный узел также может быть выполнен отличным от первого соединительного узла.
Дополнительный аспект настоящего изобретения относится к летательному аппарату, содержащему консоль крыла согласно любому из вышеописанных вариантов осуществления. Признаки и преимущества, упомянутые в связи с консолью крыла, также применимы к летательному аппарату.
Еще один аспект настоящего изобретения относится к соединительному узлу для соединения с возможностью перемещения предкрылка с основной частью консоли крыла для летательного аппарата, как описано выше в связи с консолью крыла. Соединительный узел содержит удлиненное направляющее устройство предкрылка, которое проходит вдоль продольной оси направляющего устройства между передним концом и задним концом и имеет промежуточную часть между передним и задним концами. Передний конец направляющего устройства предкрылка выполнен с возможностью крепления к предкрылку. Задний конец и промежуточная часть направляющего устройства предкрылка выполнены с возможностью крепления к основной части консоли крыла посредством роликового подшипника таким образом, что направляющее устройство предкрылка может перемещаться вдоль продольной оси направляющего устройства. Роликовый подшипник содержит направляющую, выполненную с возможностью крепления к основной части консоли крыла, и первый роликовый блок, прикрепленный к заднему концу направляющего устройства предкрылка и выполненный с возможностью зацепления с направляющей. Роликовый подшипник содержит второй роликовый блок, который выполнен с возможностью крепления к основной части консоли крыла и который выполнен с возможностью зацепления с поверхностью контактного взаимодействия, предусмотренной на промежуточной части направляющего устройства предкрылка. Направляющее устройство предкрылка имеет профиль, содержащий верхнюю фланцевую часть, нижнюю фланцевую часть и по меньшей мере одну перемычечную часть, соединяющую верхнюю и нижнюю фланцевые части. Второй роликовый блок выполнен с возможностью расположения в углублении между верхней и нижней фланцевыми частями и зацепления с поверхностью контактного взаимодействия, предусмотренной на верхней фланцевой части и/или на нижней фланцевой части. Признаки и преимущества, упомянутые в связи с консолью крыла, также применимы к соединительному узлу, который можно использовать в такой консоли крыла.
Ниже с помощью графических материалов более подробно пояснены предпочтительные варианты осуществления настоящего изобретения. На графических материалах изображено следующее:
на фиг. 1 представлен вид в перспективе летательного аппарата согласно настоящему изобретению, включая консоль крыла,
на фиг. 2 представлен вид в поперечном разрезе консоли крыла, показанной на фиг. 1, включая соединительный узел,
на фиг. 3 представлен вид сверху соединительного узла, показанного на фиг. 2,
на фиг. 4 представлен вид в перспективе соединительного узла, показанного на фиг. 2,
на фиг. 5 представлен вид соединительного узла, показанного на фиг. 2, в поперечном разрезе поперек продольной оси направляющего устройства,
на фиг. 6 представлен вид в перспективе соединительного узла согласно другому варианту осуществления настоящего изобретения,
на фиг. 7 представлен вид соединительного узла, показанного на фиг. 6, в поперечном разрезе поперек продольной оси направляющего устройства,
на фиг. 8 представлены три вида сбоку соединительного узла согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения, и
на фиг. 9 представлен вид в поперечном разрезе консоли крыла согласно другому варианту осуществления настоящего изобретения.
На фиг. 1 изображен летательный аппарат 1 согласно варианту осуществления изобретения. Летательный аппарат 1 содержит консоль 3 крыла, которая выполнена согласно варианту осуществления настоящего изобретения.
На фиг. 2 более подробно показана консоль 1 крыла, приведенная на фиг. 1. Консоль 1 крыла содержит основную часть 5 консоли крыла, предкрылок 7 и соединительный узел 9, соединяющий с возможностью перемещения предкрылок 7 с основной частью 5 консоли крыла таким образом, что предкрылок 7 может перемещаться между убранным положением 11 и по меньшей мере одним выпущенным положением 13, 15.
Соединительный узел 9 содержит удлиненное направляющее устройство 17 предкрылка, которое проходит вдоль продольной оси 19 направляющего устройства между передним концом 21 и задним концом 23 и имеет промежуточную часть 25 между передним и задним концами 21, 23. Передний конец 21 направляющего устройства 17 предкрылка жестко прикреплен к предкрылку 7. Задний конец 23 и промежуточная часть 25 направляющего устройства 17 предкрылка прикреплены с возможностью перемещения к основной части 5 консоли крыла посредством роликового подшипника 27 таким образом, что направляющее устройство 17 предкрылка может перемещаться вдоль продольной оси 19 направляющего устройства. Роликовый подшипник 27 содержит направляющую 29, жестко прикрепленную к основной части 5 консоли крыла, и первый роликовый блок 31, жестко прикрепленный к заднему концу 23 направляющего устройства 17 предкрылка и входящий в зацепление с направляющей 29. Роликовый подшипник 27 содержит второй роликовый блок 33, который жестко прикреплен к основной части 5 консоли крыла и который входит в зацепление с поверхностью 35 контактного взаимодействия, предусмотренной на промежуточной части 25 направляющего устройства 17 предкрылка. Как показано на фиг. 3–5, направляющее устройство 17 предкрылка имеет профиль 37 двойной С–образной формы, содержащий верхнюю фланцевую часть 39, нижнюю фланцевую часть 41 и по меньшей мере одну перемычечную часть 43, соединяющую верхнюю и нижнюю фланцевые части 39, 41. Второй роликовый блок 33 расположен в углублении 45 между верхней и нижней фланцевыми частями 39, 41 и входит в зацепление с поверхностью 35 контактного взаимодействия, предусмотренной на верхней фланцевой части 39 и на нижней фланцевой части 41.
Как показано на фиг. 4 и 5, профиль 37 двойной С–образной формы направляющего устройства 17 предкрылка предусматривает, что между верхней и нижней фланцевыми частями 39, 41 на первой стороне 47 перемычечной части 43 образовано первое углубление 45а, и между верхней и нижней фланцевыми частями 39, 41 на второй стороне 49 перемычечной части 43, противоположной первой стороне 47, образовано второе углубление 45b. Второй роликовый блок 33 содержит первый роликовый элемент 51 и второй роликовый элемент 53. Первый роликовый элемент 51 расположен в первом углублении 45a, и второй роликовый элемент 53 расположен во втором углублении 45b. Первый и второй роликовые элементы 51, 53 расположены соосно и имеют одинаковый радиус. Первый роликовый элемент 51 закреплен на первом валу 55, и второй роликовый элемент 53 закреплен на втором валу 57, отдельном от первого вала 55. Первый и второй валы 55, 57 независимо поддерживаются в основной части 5 консоли крыла.
На фиг. 3–5 показано, что направляющее устройство 17 предкрылка содержит первую часть 59 направляющего устройства и вторую часть 61 направляющего устройства, которые выполнены отдельно друг от друга. Каждая из первой и второй частей 59, 61 направляющего устройства выполнена как одно целое и проходит вдоль продольной оси 19 направляющего устройства от заднего конца 23 к переднему концу 21. Первая и вторая части 59, 61 направляющего устройства крепятся друг к другу болтами 63 и прижимаются друг к другу вдоль плоскости 65 контакта, охватываемой продольной осью 19 направляющего устройства и направлением 67 толщины консоли крыла. Как видно на фиг. 3, первый роликовый блок 31 содержит третий роликовый элемент 69 и четвертый роликовый элемент 71. Третий и четвертый роликовые элементы 69, 71 расположены соосно и имеют одинаковый радиус. Третий роликовый элемент 69 прикреплен к первой части 59 направляющего устройства, и четвертый роликовый элемент 71 прикреплен ко второй части 61 направляющего устройства. В качестве альтернативы первый роликовый блок 31 также может содержать только один третий роликовый элемент 69.
На фиг. 6 и 7 показана альтернатива отдельным первому и второму валам 55, 57, которые независимо поддерживаются в основной части 5 консоли крыла. Здесь перемычечная часть 43 направляющего устройства 17 предкрылка содержит прорезь 73, проходящую от первой стороны 47 до второй стороны 49 перемычечной части 43 и вытянутую вдоль продольной оси 19 направляющего устройства. Первый роликовый элемент 51 и второй роликовый элемент 53 закреплены на одном общем валу 75 для общего вращения. Общий вал 75 проходит через прорезь 73 от первой стороны 47 до второй стороны 49 перемычечной части 43. Противоположные концы 77a, 77b общего вала 75 поддерживаются в основной части 5 консоли крыла.
На фиг. 8 показан вариант осуществления, в котором расстояние между верхней фланцевой частью 39 и нижней фланцевой частью 41 направляющего устройства 17 предкрылка больше диаметра второго роликового блока 33, вследствие чего либо между вторым роликовым блоком 33 и поверхностью 35 контактного взаимодействия на верхней части 39 фланца, либо между вторым роликовым блоком 33 и поверхностью 35 контактного взаимодействия на нижней части 41 фланца предусмотрен зазор 79. Зазор 79 меньше в закрытых местах 81a, 81b, 81c вдоль направляющего устройства 17 предкрылка, где расположен второй роликовый блок 33, когда предкрылок 7 находится в убранном положении 11 (фиг. 8a), в частично выпущенном положении 13 (фиг. 8b) и в полностью выпущенном положении 15 (рис. 8c). Зазор 79 больше в зонах между закрытыми местами 81a, 81b, 81c.
Другой вариант осуществления показан на фиг. 9, где роликовый подшипник 27 содержит третий роликовый блок 83, прикрепленный к основной части консоли крыла 5 и входящий в зацепление с верхней поверхность 85 верхней фланцевой части 39 направляющего устройства 17 предкрылка. Третий роликовый блок 83 содержит один общий роликовый элемент, входящий в зацепление как с первой, так и со второй частями 59, 61 направляющего устройства. Третий роликовый блок 83 расположен вблизи передней кромки 87 основной части 5 консоли крыла и частично снаружи основной части 5 консоли крыла относительно линии 89 профиля внешней обшивки основной части 5 консоли крыла.
Как показано на фиг. 1, соединительный узел 9 представляет собой первый соединительный узел 91, и консоль 3 крыла содержит второй соединительный узел 93, соединяющий предкрылок 7 с основной частью 5 консоли крыла в месте, отстоящем от первого соединительного узла 91 в направлении 95 размаха крыла, и при этом второй соединительный узел 93 выполнен как первый соединительный узел 91.

Claims (49)

1. Консоль (3) крыла для летательного аппарата (1), содержащая:
основную часть (5) консоли крыла,
предкрылок (7) и
соединительный узел (9), соединяющий с возможностью перемещения предкрылок (7) с основной частью (5) консоли крыла таким образом, что предкрылок (7) выполнен с возможностью перемещения между убранным положением (11) и по меньшей мере одним выпущенным положением (13, 15),
при этом соединительный узел (9) содержит удлиненное направляющее устройство (17) предкрылка, которое проходит вдоль продольной оси (19) направляющего устройства между передним концом (21) и задним концом (23) и имеет промежуточную часть (25) между передним и задним концами (21, 23),
причем передний конец (21) направляющего устройства (17) предкрылка прикреплен к предкрылку (7),
при этом задний конец (23) и промежуточная часть (25) направляющего устройства (17) предкрылка прикреплены к основной части (5) консоли крыла посредством роликового подшипника (27) таким образом, что направляющее устройство (17) предкрылка выполнено с возможностью перемещения вдоль продольной оси (19) направляющего устройства,
причем роликовый подшипник (27) содержит направляющую (29), прикрепленную к основной части (5) консоли крыла, и первый роликовый блок (31), прикрепленный к заднему концу (23) направляющего устройства (17) предкрылка и входящий в зацепление с направляющей (29), и
при этом роликовый подшипник (27) содержит второй роликовый блок (33), который прикреплен к основной части (5) консоли крыла и который входит в зацепление с поверхностью (35) контактного взаимодействия, предусмотренной на промежуточной части (25) направляющего устройства (17) предкрылка,
отличающаяся тем, что:
направляющее устройство (17) предкрылка имеет профиль (37), содержащий верхнюю фланцевую часть (39), нижнюю фланцевую часть (41) и по меньшей мере одну перемычечную часть (43), соединяющую верхнюю и нижнюю фланцевые части (39, 41), и
второй роликовый блок (33) расположен в углублении (45) между верхней и нижней фланцевыми частями (39, 41) и входит в зацепление с поверхностью (35) контактного взаимодействия, предусмотренной на верхней фланцевой части (39) и/или на нижней фланцевой части (41).
2. Консоль крыла по п. 1, отличающаяся тем, что направляющее устройство (17) предкрылка имеет такой профиль (37), что между верхней и нижней фланцевыми частями (39, 41) на первой стороне (47) перемычечной части (43) образовано первое углубление (45а), и между верхней и нижней фланцевыми частями (39, 41) на второй стороне (49) перемычечной части (43), противоположной первой стороне (47), образовано второе углубление (45b).
3. Консоль крыла по п. 2, отличающаяся тем, что второй роликовый блок (33) содержит первый роликовый элемент (51) и второй роликовый элемент (53),
причем первый роликовый элемент (51) расположен в первом углублении (45a), и второй роликовый элемент (53) расположен во втором углублении (45b), и
при этом первый и второй роликовые элементы (51, 53) расположены соосно и имеют одинаковый радиус.
4. Консоль крыла по п. 3, отличающаяся тем, что перемычечная часть (43) направляющего устройства (17) предкрылка содержит прорезь (73), проходящую от первой стороны (47) до второй стороны (49) перемычечной части (43) и вытянутую вдоль продольной оси (19) направляющего устройства,
причем первый роликовый элемент (51) и второй роликовый элемент (53) закреплены на одном общем валу (75) для общего вращения, и
при этом общий вал (75) проходит через прорезь (73) от первой стороны (47) до второй стороны (49) перемычечной части (43).
5. Консоль крыла по п. 3, отличающаяся тем, что первый роликовый элемент (51) закреплен на первом валу (55), и второй роликовый элемент (53) закреплен на втором валу (57), отдельном от первого вала (55).
6. Консоль крыла по любому из пп. 1-5, отличающаяся тем, что первый роликовый блок (31) содержит один третий роликовый элемент (69).
7. Консоль крыла по любому из пп. 1-5, отличающаяся тем, что первый роликовый блок (31) содержит третий роликовый элемент (69) и четвертый роликовый элемент (71),
причем третий и четвертый роликовые элементы (69, 71) расположены соосно и имеют одинаковый радиус.
8. Консоль крыла по любому из пп. 1-5, отличающаяся тем, что направляющее устройство (17) предкрылка содержит первую часть (59) направляющего устройства и вторую часть (61) направляющего устройства, которые выполнены отдельно друг от друга,
причем каждая из первой и второй частей (59, 61) направляющего устройства выполнена как одно целое и проходит вдоль продольной оси (19) направляющего устройства от заднего конца (23) до переднего конца (21), и
при этом первая и вторая части (59, 61) направляющего устройства прикреплены друг к другу и прижимаются друг к другу вдоль плоскости (65) контакта, охватываемой продольной осью (19) направляющего устройства и направлением (67) толщины консоли крыла.
9. Консоль крыла по п. 6, отличающаяся тем, что направляющее устройство (17) предкрылка содержит первую часть (59) направляющего устройства и вторую часть (61) направляющего устройства, которые выполнены отдельно друг от друга,
причем каждая из первой и второй частей (59, 61) направляющего устройства выполнена как одно целое и проходит вдоль продольной оси (19) направляющего устройства от заднего конца (23) до переднего конца (21), и
при этом первая и вторая части (59, 61) направляющего устройства прикреплены друг к другу и прижимаются друг к другу вдоль плоскости (65) контакта, охватываемой продольной осью (19) направляющего устройства и направлением (67) толщины консоли крыла.
10. Консоль крыла по п. 7, отличающаяся тем, что направляющее устройство (17) предкрылка содержит первую часть (59) направляющего устройства и вторую часть (61) направляющего устройства, которые выполнены отдельно друг от друга,
причем каждая из первой и второй частей (59, 61) направляющего устройства выполнена как одно целое и проходит вдоль продольной оси (19) направляющего устройства от заднего конца (23) до переднего конца (21), и
при этом первая и вторая части (59, 61) направляющего устройства прикреплены друг к другу и прижимаются друг к другу вдоль плоскости (65) контакта, охватываемой продольной осью (19) направляющего устройства и направлением (67) толщины консоли крыла.
11. Консоль крыла по п. 9, отличающаяся тем, что третий роликовый элемент (69) прикреплен как к первой части (59) направляющего устройства, так и ко второй части (61) направляющего устройства.
12. Консоль крыла по п. 10, отличающаяся тем, что третий роликовый элемент (69) прикреплен к первой части (59) направляющего устройства, и четвертый роликовый элемент (71) прикреплен ко второй части (61) направляющего устройства.
13. Консоль крыла по любому из пп. 1-12, отличающаяся тем, что расстояние между верхней фланцевой частью (39) и нижней фланцевой частью (41) направляющего устройства (17) предкрылка больше диаметра второго роликового блока (33), вследствие чего, либо между вторым роликовым блоком (33) и поверхностью (35) контактного взаимодействия на верхней фланцевой части (39), либо между вторым роликовым блоком (33) и поверхностью (35) контактного взаимодействия на нижней фланцевой части (41) предусмотрен зазор (79),
причем зазор (79) меньше в закрытых местах (81a, 81b, 81c) вдоль направляющего устройства (17) предкрылка, где расположен второй роликовый блок (33), когда предкрылок (7) находится в убранном положении (11), и/или в полностью выпущенном положении (15), и/или в определенном частично выпущенном положении (13), и
при этом зазор (79) больше в зонах между закрытыми частями (81а, 81b, 81с).
14. Консоль крыла по любому из пп. 1-13, отличающаяся тем, что роликовый подшипник (27) содержит третий роликовый блок (83), прикрепленный к основной части (5) консоли крыла и входящий в зацепление с верхней поверхностью (85) верхней фланцевой части (39) направляющего устройства (17) предкрылка.
15. Консоль крыла по любому из пп. 1-14, отличающаяся тем, что соединительный узел (9) представляет собой первый соединительный узел (91), причем консоль (3) крыла содержит второй соединительный узел (93), соединяющий предкрылок (7) с основной частью (5) консоли крыла в месте, отстоящем от первого соединительного узла (91) в направлении размаха крыла (95), и при этом второй соединительный узел (93) выполнен как первый соединительный узел (91).
16. Летательный аппарат (1), содержащий консоль (3) крыла по любому из пп. 1-15.
17. Соединительный узел (9) для соединения с возможностью перемещения предкрылка (7) с основной частью (5) консоли крыла для летательного аппарата (1), при этом соединительный узел (9) содержит:
удлиненное направляющее устройство (17) предкрылка, которое проходит вдоль продольной оси (19) направляющего устройства между передним концом (21) и задним концом (23) и имеет промежуточную часть (25) между передним и задним концами (21, 23),
причем передний конец (21) направляющего устройства (17) предкрылка выполнен с возможностью крепления к предкрылку (7),
при этом задний конец (23) и промежуточная часть (25) направляющего устройства (17) предкрылка выполнены с возможностью крепления к основной части (5) консоли крыла посредством роликового подшипника (27) таким образом, что направляющее устройство (17) предкрылка выполнено с возможностью перемещения вдоль продольной оси (19) направляющего устройства,
причем роликовый подшипник (27) содержит направляющую (29), выполненную с возможностью крепления к основной части (5) консоли крыла, и первый роликовый блок (31), прикрепленный к заднему концу (23) направляющего устройства (17) предкрылка и выполненный с возможностью зацепления с направляющей (29), и
при этом роликовый подшипник (27) содержит второй роликовый блок (33), который выполнен с возможностью крепления к основной части (5) консоли крыла и который выполнен с возможностью зацепления с поверхностью (35) контактного взаимодействия, предусмотренной на промежуточной части (25) направляющего устройства (17) предкрылка,
отличающийся тем, что
направляющее устройство (17) предкрылка имеет профиль (37), содержащий верхнюю фланцевую часть (39), нижнюю фланцевую часть (41) и по меньшей мере одну перемычечную часть (43), соединяющую верхнюю и нижнюю фланцевые части (39, 41), и
второй роликовый блок (33) выполнен с возможностью расположения в углублении (45) между верхней и нижней фланцевыми частями (39, 41) и зацепления с поверхностью (35) контактного взаимодействия, предусмотренной на верхней фланцевой части (39) и/или на нижней фланцевой части (41).
RU2019138316A 2017-04-28 2018-04-26 Консоль крыла для летательного аппарата RU2746479C1 (ru)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102017004090 2017-04-28
DE102017004090.7 2017-04-28
DE102017123701 2017-10-11
DE102017123701.1 2017-10-11
PCT/EP2018/060809 WO2018197649A1 (en) 2017-04-28 2018-04-26 Wing for an aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2746479C1 true RU2746479C1 (ru) 2021-04-14

Family

ID=62091878

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019138316A RU2746479C1 (ru) 2017-04-28 2018-04-26 Консоль крыла для летательного аппарата

Country Status (5)

Country Link
US (2) US11186356B2 (ru)
JP (1) JP6915088B2 (ru)
CN (1) CN110546065B (ru)
RU (1) RU2746479C1 (ru)
WO (1) WO2018197649A1 (ru)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6915088B2 (ja) 2017-04-28 2021-08-04 エアバス オペレーションズ ゲーエムベーハーＡｉｒｂｕｓ Ｏｐｅｒａｔｉｏｎｓ ＧｍｂＨ 航空機用の翼
EP3501977B1 (en) * 2017-12-19 2021-08-11 Asco Industries NV Deployment system for an airfoil high lift leading edge device
WO2020174084A1 (en) * 2019-02-28 2020-09-03 Airbus Operations Gmbh A wing leading-edge device and a wing having such a wing leading-edge device
MA53107A (fr) 2019-03-29 2021-05-19 Airbus Operations Gmbh Aile d'aéronef
WO2021009060A1 (en) * 2019-07-12 2021-01-21 Airbus Operations Gmbh Connecting assembly for an aircraft wing slat
US11420727B2 (en) 2019-07-25 2022-08-23 Airbus Operations Gmbh Airfoil arrangement for an aircraft
WO2021037981A1 (en) * 2019-08-30 2021-03-04 Airbus Operations Gmbh Leading edge assembly, wing, and aircraft
EP3878734B1 (en) 2020-03-11 2023-07-19 Airbus Operations GmbH Guiding element for a high lift airfoil arrangement of an aircraft, high lift airfoil arrangement and production method
US11731753B2 (en) * 2020-03-24 2023-08-22 Airbus Operations Gmbh Wing for an aircraft
EP4032804B1 (en) * 2021-01-22 2024-08-28 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft
EP4032801B1 (en) * 2021-01-22 2024-08-28 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft
US11897613B2 (en) * 2021-06-08 2024-02-13 Airbus Operations Gmbh Wing for an aircraft
EP4112450A1 (en) * 2021-06-30 2023-01-04 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft
EP4303123A1 (en) 2022-07-07 2024-01-10 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft
EP4424590A1 (en) * 2023-02-28 2024-09-04 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft
EP4424592A1 (en) * 2023-02-28 2024-09-04 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB298508A (en) * 1927-07-09 1928-10-09 Frederick Handley Page Improvements in means for controlling aeroplanes
US2938680A (en) * 1957-07-02 1960-05-31 North American Aviation Inc Multiple position airfoil slat
US4360176A (en) * 1979-11-05 1982-11-23 The Boeing Company Wing leading edge slat
WO2009118547A2 (en) * 2008-03-28 2009-10-01 Airbus Uk Limited Slat deployment mechanism
WO2010026410A2 (en) * 2008-09-03 2010-03-11 Airbus Operations Limited Slat support assembly
RU2497717C2 (ru) * 2008-06-12 2013-11-10 Эйрбас Оперэйшнз Лимитед Предкрылок

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB404149A (en) * 1933-02-02 1934-01-11 Fairey Aviat Co Ltd Improvements in or relating to aerofoil surfaces
US3272458A (en) 1964-12-08 1966-09-13 Gen Dynamics Corp Means for positioning a rotating wing slat device
FR2231564B1 (ru) * 1973-05-29 1976-11-12 Dassault Avions
GB1492177A (en) * 1975-10-08 1977-11-16 British Aircraft Corp Ltd Aircraft lift-producing members
US4471928A (en) * 1980-08-13 1984-09-18 The Boeing Company Extendible airfoil track assembly
US4753402A (en) * 1985-12-30 1988-06-28 The Boeing Company Biased leading edge slat apparatus
GB2204538B (en) 1987-05-06 1990-12-12 British Aerospace Wing leading edge arrangements for aircraft
US5039032A (en) 1988-11-07 1991-08-13 The Boeing Company High taper wing tip extension
US5544847A (en) * 1993-11-10 1996-08-13 The Boeing Company Leading edge slat/wing combination
US20070102587A1 (en) * 2005-11-07 2007-05-10 The Boeing Company Wing leading edge slat system
BE1018114A5 (fr) * 2008-05-06 2010-05-04 Sonaca Sociutu Anonyme Aile d'aeronef comprenant un volet mobile de bord d'attaque equipe d'un rail suiveur contraint en deplacement selon une trajectoire en arc de cercle
GB0810460D0 (en) * 2008-06-09 2008-07-09 Airbus Uk Ltd Support assembly
EP2316727B1 (en) 2009-10-29 2013-06-19 Asco Industries High-lift device track
FR3011226B1 (fr) 2013-09-30 2017-05-19 Airbus Operations Sas Systeme de volet de bord de fuite hypersustentateur pour voilure d'aeronef.
EP3527488B1 (en) 2015-12-04 2021-03-03 Roller Bearing Company of America, Inc. Single piece inner and outer race roller bearing with rolling elements
US10053237B2 (en) * 2016-05-20 2018-08-21 The Boeing Company Track roller failure detection systems and methods
EP3395678B1 (en) * 2017-04-26 2021-05-26 Asco Industries NV Guidance assembly for an airfoil leading edge high-lift device carrier track
JP6915088B2 (ja) 2017-04-28 2021-08-04 エアバス オペレーションズ ゲーエムベーハーＡｉｒｂｕｓ Ｏｐｅｒａｔｉｏｎｓ ＧｍｂＨ 航空機用の翼
CN110573422B (zh) 2017-04-28 2023-05-23 空中客车运作有限责任公司 飞行器的机翼
US11312473B2 (en) * 2019-05-30 2022-04-26 The Boeing Company Aircraft slat aero-restoration seal door and method therefor

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB298508A (en) * 1927-07-09 1928-10-09 Frederick Handley Page Improvements in means for controlling aeroplanes
US2938680A (en) * 1957-07-02 1960-05-31 North American Aviation Inc Multiple position airfoil slat
US4360176A (en) * 1979-11-05 1982-11-23 The Boeing Company Wing leading edge slat
WO2009118547A2 (en) * 2008-03-28 2009-10-01 Airbus Uk Limited Slat deployment mechanism
RU2497717C2 (ru) * 2008-06-12 2013-11-10 Эйрбас Оперэйшнз Лимитед Предкрылок
WO2010026410A2 (en) * 2008-09-03 2010-03-11 Airbus Operations Limited Slat support assembly

Also Published As

Publication number Publication date
BR112019022079A2 (pt) 2020-05-05
JP2020517521A (ja) 2020-06-18
CN110546065A (zh) 2019-12-06
US20200122819A1 (en) 2020-04-23
EP3615422A1 (en) 2020-03-04
US20220081100A1 (en) 2022-03-17
JP6915088B2 (ja) 2021-08-04
CN110546065B (zh) 2023-09-05
WO2018197649A1 (en) 2018-11-01
US11565789B2 (en) 2023-01-31
US11186356B2 (en) 2021-11-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2746479C1 (ru) Консоль крыла для летательного аппарата
EP2433863B1 (en) Slat support assembly
WO2019154698A1 (en) Wing for an aircraft
US9398805B2 (en) Track roller food table slide
CA2865270C (en) Landing gear
RU2526318C2 (ru) Упор для тележки шасси
US9346534B2 (en) Support assembly
US9120557B2 (en) Piloting device for piloting a vehicle, in particular an aircraft
KR20130108165A (ko) 헬리콥터의 스키드 타입 랜딩 기어
US8757543B2 (en) Support assembly
US20200023937A1 (en) Deployment System for an Airfoil High Lift Leading Edge Device
RU2640160C2 (ru) Модуль поворотно-раздвижной двери для рельсового транспортного средства
RU2012110122A (ru) Механизм навески элемента механизации крыла на основной части крыла и устройство уборки и выпуска элемента механизации крыла, имеющее такой механизм
US10589839B2 (en) Wing for an aircraft
RU2011143225A (ru) Крыло со щитком для обеспечения большой подъемной силы
JP2002070856A (ja) ボール連結体
BR102013024469B1 (pt) Mecanismo de acionamento de superfícies aerodinâmicas
CN204126437U (zh) 一种侧滑动门下走轮臂
CN115447758A (zh) 用于飞行器的机翼、用于该机翼的缝翼组件及一种飞行器
EP3615422B1 (en) Wing for an aircraft
ES2880459T3 (es) Disposición de cojinete
JP5844111B2 (ja) 可動体案内構造
CN109441944A (zh) 一种柔性铰链
CN105346549B (zh) 一种轨道车辆牵引装置
CN113501126B (zh) 一种用于飞行器的襟翼支持装置